Usinage de moules en matériaux composites, expression des contraintes liées au procédé

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Université BLAISE PASCAL – Clermont II

Ecole Doctorale

Sciences pour l’Ingénieur de Clermont Ferrand

Thèse de Doctorat

Présentée pour obtenir le grade de :

Docteur d’université

Spécialité : Génie Mécanique

par

Grégory CHARDON

Usinage de moules en matériaux composites,

expression des contraintes liées au procédé.

Soutenue publiquement le 07 juillet 2011 devant le jury :

M. Henri PARIS Professeur Univ, Univ Joseph Fourier, Grenoble Rapporteur M. Gérard POULACHON Professeur Univ, Arts et Métiers Paristech, Cluny Rapporteur M. Jean-Yves HASCOËT Professeur Univ, Ecole Centrale, Nantes Examinateur

Mme Hélène CHANAL Maître de Conf, IFMA, Clermont-Ferrand Co-encadrante de thèse M. Emmanuel DUC Professeur Univ, IFMA, Clermont-Ferrand Directeur de thèse

M. Thierry GARNIER Asahi Diamond Industrial Europe Invité

M. Claude DAUPHIN Hexcel Composites Invité

n° ordre : 2147 EDSPIC : 529

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Remerciements

Les travaux de recherche présentés dans ce mémoire ont été réalisés au LaMI (Laboratoire de Mécanique et Ingénieries) de l’Institut Français de Mécanique Avancée et de l’Université Blaise Pascal.

Je remercie Monsieur le Professeur Jean-Yves Hascoët pour m’avoir fait l’honneur de présider mon jury ainsi que Messieurs les Professeurs Henri Paris et Gérard Poulachon pour la rédaction des rapports.

Je remercie l’ensemble des membres du projet LCM-Smart avec qui ce fut un plaisir de travailler avec une pensée particulière pour Monsieur le Professeur Alain Vautrin qui malheureusement nous a quitté trop tôt.

Je tiens à remercier les différents partenaires industriels et publics qui m’ont apporté leur aide et leurs conseils durant cette thèse. Je pense notamment à Mehdi Chérif, Maître de Conférence à l’Université Bordeaux 1 pour les images au profilomètre, à Mohamed Hammadi de Sandvik Coromant et à Thierry Garnier d’Asahi Diamond pour sa participation au jury.

Je remercie également l’ensemble des personnels chercheurs, enseignants, techniques et administratifs du LaMI et de l’IFMA qui m’ont permis de mener à bien cette thèse mais aussi le monitorat et des actions de transfert de technologie. Je remercie tout particulièrement Nicolas Blanchard pour l’aide apportée lors de la réalisation du démonstrateur de laboratoire.

Je remercie mes encadrants Madame Hélène Chanal, Maître de Conférence et Monsieur le Professeur Emmanuel Duc pour leurs conseils et les nombreuses relectures. Je tiens à souligner leur bienveillance qui m’a permis de travailler dans les meilleurs conditions et de préparer au mieux ma nouvelle situation professionnelle.

J’adresse un grand merci à mes co-bureaux et à l’ensemble des collègues doctorants, pour les cafés et repas partagés dans la bonne humeur, qui m’ont permis de garder le moral même dans les périodes difficiles. Je ne me lancerai pas dans l’établissement d’une liste exhaustive mais je salue ceux qui ont rejoints d’autres horizons et j’encourage ceux qui ont encore la tête dans le guidon. De plus, je souhaite le meilleur à mon binôme, Sylvain, qui m’a épaulé durant ces sept dernières années.

Je remercie chaleureusement mes parents, ma famille et mes amis Cellois et Cachanais pour leur soutien. Enfin, j’embrasse et je dédie cette thèse à ma jeune épouse, Amandine, qui n’a pas hésité à m’accompagner dans cette épreuve et à continuer le chemin à mes côtés.

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Table des matières

REMERCIEMENTS... 3

TABLE DES MATIERES... 5

TABLE DES ILLUSTRATIONS... 7

INDEX DES TABLEAUX... 9

PRINCIPALES NOTATIONS... 11

INTRODUCTION... 13

CHAPITRE 1 PROBLEMATIQUE DE LA FABRICATION DE PIECES EN RTM ... 15

1. UTILISATION DES MATERIAUX COMPOSITES DANS L’AERONAUTIQUE... 15

2. PROCEDES DE FABRICATION... 16

2.1. Usinage de pièces en aluminium ... 16

2.2. Les procédés de mise en forme des composites ... 17

2.2.1. Procédés d’obtention sans injection de résine... 17

2.2.2. Procédés d’obtention par injection de résine... 21

2.3. Le procédé RTM et les outillages associés... 23

3. PROBLEMATIQUE DE LA FABRICATION DE MOULE EN HEXTOOL™ ... 25

3.1. Description et intérêts de l’Hextool™... 25

3.2. Méthode de fabrication de moules... 28

3.3. Problématique industrielle de l’usinage de moule en composite... 31

3.4. Problématique scientifique ... 32

CHAPITRE 2 FINITION AVEC OUTIL COUPANT... 35

1. ETAT DE L’ART SUR L’USINAGE DE COMPOSITES... 36

1.1. Caractéristiques des matériaux composites ... 36

1.1.1. Les matrices ... 36

1.1.2. Les renforts... 38

1.1.3. Les composites ... 40

1.2. Usinage des matériaux composites... 41

1.2.1. Modèles de coupe des matériaux composites... 41

1.2.2. Propriétés physiques particulières et impact sur l’usinabilité ... 43

1.2.3. Perçage des composites... 45

1.2.4. Fraisage-détourage des composites ... 46

1.2.5. Procédés alternatifs à l’usinage ... 47

1.2.6. Cas de l’usinage de forme ... 49

2. MOTIF LAISSE PAR L’OUTIL SUR LA PIECE USINEE... 50

2.1. Calcul de la rugosité arithmétique théorique ... 50

2.2. Etablissement d’un essai de référence dans l’aluminium ... 52

2.2.1. Trajectoires d’usinage et conditions de coupe ... 53

2.2.2. Matériel et paramètres de mesure de rugosité ... 54

2.2.3. Résultats et commentaires... 54

3. MISE EN EVIDENCE D’UN SEUIL DE RUGOSITE POUR L’HEXTOOL™ ... 56

3.1. Trajectoires d’usinage et conditions de coupe... 56

3.2. Analyse des résultats ... 58

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Table des matières

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CHAPITRE 3 FINITION AVEC OUTIL ABRASIF ... 65

1. ETAT DE L’ART SUR LES PROCEDES ABRASIFS... 66

1.1. Les principes de mise en œuvre... 66

1.2. Inventaire et choix d’une solution abrasive pour la finition ... 68

1.2.1. Polissage sur machine à commande numérique ... 68

1.2.2. Le meulage ... 69

1.2.3. Bilan ... 70

2. FINITION PAR OUTIL ABRASIF... 71

2.1. Définition de l’outil meule ... 71

2.2. Protocole expérimental ... 73

2.3. Faisabilité d’une opération de meulage sur un centre d’usinage ... 74

2.4. Capacité à tolérer des variations de prise de passe axiale ap... 76

2.5. Productivité de l’outil meule ... 78

2.6. Analyse de la rugosité obtenue... 79

2.7. Usure de l’outil meule ... 81

2.7.1. Choix d’une granulométrie adaptée ... 81

2.7.2. Essais d’usure pour une granulométrie de 40 µm ... 83

3. CONCLUSION... 86

CHAPITRE 4 GAMME D’USINAGE D’UN MOULE EN HEXTOOL™ ... 87

1. TYPOLOGIE DES PIECES USINEES... 88

2. PROBLEMATIQUE DE L’USINAGE DE MOULE EN HEXTOOL™... 91

3. CHOIX D’OUTILS ADAPTES A LA SEMI-FINITION... 93

3.1. Essais de puissance consommée... 93

3.2. Aptitude des outils PCD à l’usinage de moule en Hextool™... 96

3.3. Aptitude des outils en carbure de tungstène ... 97

3.3.1. Aptitude aux opérations de semi-finition ... 97

3.3.2. Aptitude aux opérations de finition... 99

3.3.3. Usure des outils ... 100

3.4. Bilan sur le choix des outils... 101

4. CHOIX DES STRATEGIES D’USINAGE... 102

4.1. Stratégies de semi-finition ... 102

4.2. Stratégie d’usinage sur le flanc de l’outil ... 103

4.2.1. Axe outil dans le plan de dépose... 104

4.2.2. Axe outil orthogonal au plan de dépose ... 105

5. CHOIX DE LA MACHINE OUTIL ADAPTEE... 107

5.1. Architecture de la machine ... 107

5.1.1. Architecture 3 axes... 107

5.1.2. Architecture 5 axes... 108

5.1.3. Bilan sur l’architecture machine... 111

5.2. Equipements spécifiques ... 112

6. APPLICATION DANS LE CADRE DU PROJET LCM-SMART... 113

6.1. Gamme 1 avec polissage manuel... 114

6.2. Gamme 2 avec meulage... 115

7. CONCLUSION... 116

CONCLUSION... 119

REFERENCES BIBLIOGRAPHIQUES... 125

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Table des illustrations

Figure 1-1: fraiseuse 5 axes UGV à table verticale Aérostar Forest-Liné... 17

Figure 1-2: installation d'enroulement filamentaire [Reyne98]... 18

Figure 1-3: principe de pultrusion [Reyne98] ... 18

Figure 1-4: machine de drapage Atlas Forest-Liné [Debout10]... 19

Figure 1-5: procédé de placement de fibre ... 20

Figure 1-6: (a) procédé SMC ; (b) procédé BMC [Reyne98]... 20

Figure 1-7: schéma de principe du procédé LCM [Binetruy06] ... 21

Figure 1-8: utilisation d'un outillage RTM-Light avec une bâche à vide (société PCM)... 23

Figure 1-9: plancher composite moulé par technologie RTM [Binetruy06] ... 23

Figure 1-10: moule RTM utilisable en étuve (société PCM) ... 24

Figure 1-11: Hextool™ sous forme de préimprégnés et usiné... 26

Figure 1-12: mandrin de drapage réalisé en Hextool™ et en Invar® ... 27

Figure 1-13: moule en Hextool™ pour RTM-Light (société NovaTech) ... 27

Figure 1-14: (a) moule en coque ; (b) coupe d'un moule avec une âme en mousse ... 28

Figure 1-15: réparation d'un moule en Hextool™... 29

Figure 1-16: phénomène d'ondulation sur le côté libre de la matière du à l'empilement ... 30

Figure 1-17: épaisseur moyenne de matière à retirer lors de l'usinage d'un moule ... 30

Figure 2-1: typologie de base des renforcements ... 38

Figure 2-2: composite sandwich avec une âme en nid d'abeilles ... 40

Figure 2-3: les quatre mécanismes de coupe [Teti02]... 41

Figure 2-4: formation du copeau lors de la coupe orthogonal [Arola97]... 42

Figure 2-5: modèle éléments finis intégrant les fibres et la matrice [Rao07a]... 43

Figure 2-6: coefficient de délaminage [Yanming02] ... 44

Figure 2-7: empilement de couches d'orientations différentes ... 45

Figure 2-8: outils spécifiques pour le perçage des matériaux composites ... 46

Figure 2-9: outils spécifiques pour le fraisage-détourage des matériaux composites ... 47

Figure 2-10: mécanisme de délaminage lors de la découpe jet d'eau [Shanmugan08] ... 48

Figure 2-11: outils PCD pour le fraisage de forme de matériaux composites... 49

Figure 2-12: (a) motif mesuré sur une surface usinée en aluminium [Quinsat08] ; (b) motif laissé sur une surface concave par une fraise hémisphérique [Lin96] ... 50

Figure 2-13: hauteur de crête théorique [Tournier01], [Tournier05] ... 51

Figure 2-14: erreur de modélisation de la rugosité théorique... 52

Figure 2-15: (a) fraise hémisphérique ; (b) géométrie et trajectoire d'usinage ; (c) pièce usinée... 53

Figure 2-16: rugosimètre Mitutoyo Surftest SV500... 54

Figure 2-17: comparaison entre rugosités théoriques et expérimentales pour un angle de dépinçage de 5° dans l’aluminium ... 55

Figure 2-18: trajectoires d'usinage, outils, et pièce usinée ... 56

Figure 2-19: comparaison entre rugosité arithmétique théorique et expérimentale (fraise boule PCD, angle de dépinçage de 5°) dans l’Hextool™ ... 58

Figure 2-20: comparaison entre rugosité arithmétique théorique et expérimentale (fraise boule PCD, angle de dépinçage de 10°) dans l’Hextool™ ... 59

Figure 2-21: Comparaison entre rugosité arithmétique théorique et expérimentale (fraise torique PCD, angle de dépinçage de 15°) dans l’Hextool™ ... 59

Figure 2-22: empreinte cylindrique usinée avec une fraise torique en PCD, ap = 0,1 mm et θt = 15° .. 60

Figure 2-23: images des surfaces usinées dans l’Hextool™ avec un outil hémisphérique de φ 10 mm prises au profilomètre (a et b) et au MEB (c et d) ... 61

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Table des illustrations

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Figure 2-24: section de copeau suivant la géométrie de l'outil ... 62

Figure 3-1: procédés d'usinage par abrasion et cinématique des grains abrasifs [Felder09]... 67

Figure 3-2: outil de polissage à souplesse contrôlée et zone de contact entre l’outil et la pièce [Pessoles09]... 67

Figure 3-3: trajectoires de polissage [Pessoles09]... 68

Figure 3-4: Grinding Center Helitronic de marque Walter ... 69

Figure 3-5: mécanismes d'enlèvement de matière en meulage suivant l'orientation des fibres [Hu04] 70 Figure 3-6: outil meule avec têtes abrasives interchangeables... 71

Figure 3-7: grains abrasifs de taille et de géométrie variable [Demirci10] ... 72

Figure 3-8: (a) 4 zones usinées lors des premiers essais de faisabilité ; (b) protocole expérimental ... 74

Figure 3-9: mesures de rugosité dans la direction transversale ... 75

Figure 3-10: Géométries et trajectoires d'usinage présentant des variations de prise de passe axiale .. 76

Figure 3-11: (a) pièce après finition à l’outil meule ; (b) géométrie avant finition... 77

Figure 3-12: Evolution de la rugosité arithmétique moyenne en fonction de la vitesse d’avance ... 78

Figure 3-13: effort de meulage en fonction de la vitesse d'avance... 79

Figure 3-14: images MEB d'une surface usinée avec l'outil meule (granulométrie 25 µm) ... 80

Figure 3-15: rugosité arithmétique moyenne en fonction de la granulométrie et de la vitesse d’avance ... 82

Figure 3-16: surface usinée avec l'outil meule de granulométrie 40 µm mesurée au profilomètre 3D. 82 Figure 3-17: rugosité obtenue en fonction de la distance parcourue par l’outil ... 83

Figure 3-18: usure de l'outil observée au banc de préréglage ... 84

Figure 3-19: mesure du défaut de forme directement sur le centre d'usinage ... 85

Figure 4-1: triptyque de l'usinage de moules en matériaux composites ... 88

Figure 4-2: poutre en A (démonstrateur industriel SKF Aerospace)... 89

Figure 4-3: poutre en U (démonstrateur industriel d'Issoire Aviation) ... 89

Figure 4-4: analyse locale de la géométrie des moules ... 90

Figure 4-5: géométries particulières d'un outillage en Hextool™... 91

Figure 4-6: proportion des coûts de fabrication pour un moule métallique [Lee06]... 91

Figure 4-7: préforme du moule en Hextool™... 92

Figure 4-8: phénomène d'ondulation sur le côté libre de la matière du à l’empilement... 93

Figure 4-9: essais de puissance sur Huron KX15 avec dispositif d'aspiration ... 94

Figure 4-10: outils utilisés pour les relevés de puissance... 94

Figure 4-11: plaquette Sandvik R590 à insert PCD (apmax = 5 mm)... 97

Figure 4-12: (a) pièce en cours d'ébauche ; (b) pièce après l’opération de finition... 98

Figure 4-13: pièce usinée avec un outil en carbure après l’ébauche et après la finition ... 98

Figure 4-14: pièce usinée avec une fraise hémisphérique en carbure de tungstène (a) et en PCD (b). 99 Figure 4-15: perte d'acuité d'arête et usure constatée sur les outils en carbure de tungstène ... 100

Figure 4-16: effet escalier lors d'un usinage par niveau de Z... 102

Figure 4-17: pièce test avec l'axe outil dans le plan de dépose ... 104

Figure 4-18: phénomène de délaminage lors de l'usinage sur le flanc de l’outil... 105

Figure 4-19: pièces obtenues en usinage sur le flanc avec l'axe de l'outil orthogonal au plan de dépose ... 106

Figure 4-20: différentes trajectoires d’usinage par balayage [Feng02]... 106

Figure 4-21: zone de contact outil / matière dans le cas du balayage 3 axes avec une fraise hémisphérique [Baptista00]... 108

Figure 4-22 : usinage 5 axes avec un outil hémisphérique [Baptista00] ... 109

Figure 4-23: collision et interférence en usinage 5 axes [Jun03] ... 110

Figure 4-24: (a) aspiration fixée à la table de la machine ; (b) cloche d’aspiration fixée à la broche. 112 Figure 4-25: typologie du moule pour la poutre en A ... 113

Figure 4-26: simulation des différentes zones usinées ... 114

Figure 4-27: trajets d'usinage ... 115

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Index des tableaux

Tableau 1-1: variantes des procédés LCM ... 22

Tableau 1-2: propriétés de l'Hextool™ à l'état cuit ... 26

Tableau 2-1: critères essentiels des matrices TP et TD [Reyne98] ... 37

Tableau 2-2: matrices les plus utilisées pour les matériaux composites [Reyne98]... 38

Tableau 2-3: types de renforcements [Reyne98]... 39

Tableau 2-4: rugosité arithmétique et hauteur de crête théoriques... 53

Tableau 2-5: conditions de coupe de finition pour la fraise hémisphérique... 53

Tableau 2-6: conditions de coupe en finition ... 57

Tableau 3-1: paramètres de coupe de meulage... 74

Tableau 3-2: paramètres de meulage... 83

Tableau 4-1: conditions de coupe et puissances consommées ... 95

Tableau 4-2: paramètres d'usinage sur le flanc de l’outil ... 104

Tableau 4-3: conditions de coupe pour la gamme 1... 114

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Principales notations

BMC (Buck Molding Compound) :

mise en œuvre à la presse de thermoplastique renforcé de fibres courtes CFRP : carbon fiber reinforced plastic

GFRP : glass fiber reinforced plastic LCM : Liquid Composite Molding

MEB : Microscope Electronique à Balayage PCD : diamant polycristallin

RTM : Resin Transfer Molding SMC (Sheet Molding Compound) :

mise en œuvre à la presse de préimprégnés à base de résine thermoplastique TD : résine thermodurcissable

TP : résine thermoplastique ae : prise de passe radiale en mm

ap : prise de passe axiale en mm

D : diamètre de l’outil en mm fz : avance à la dent en mm/tr/dent

hc : hauteur de crête en µm

Kc : pression spécifique de coupe en N/mm²

N : vitesse de rotation de broche en tr/min p : intervalle entre passes en mm

Ra : rugosité arithmétique en µm

Rs : rayon de courbure locale de la surface à usiner en mm

r : rayon de coin de l’outil en mm R : rayon de l’outil en mm

Reff : rayon effectif de coupe en mm

Vc: vitesse de coupe en m/min

Vf : vitesse d’avance en mm/min

z : nombre de dents de la fraise

θn : angle de dépinçage latérale en degré

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Introduction

Le développement des pièces aéronautiques en matériau composite passe par l’amélioration des procédés de fabrication pour augmenter la productivité en garantissant le même niveau de qualité. L’étude présentée dans ce mémoire se focalise sur l’usinage de moules en matériaux composites, en considérant les problèmes d’état de surface et de gamme d’usinage.

L’emploi de matériaux composites dans l’industrie aéronautique est en constante augmentation ces dernières années. L’ensemble des constructeurs suit cette tendance afin de rester compétitif et produire des avions plus légers et plus économes en carburant. Ces matériaux prennent peu à peu la place des matériaux conventionnels tels que les alliages d’aluminium et permettent de réaliser des gains de poids conséquents.

Les pièces de structure aéronautiques peuvent être obtenues par les procédés de fabrication de la famille LCM (Liquid Composite Molding). Ce procédé impose une température de fonctionnement élevée pour l’outillage, de l’ordre de 180°C pour une résine époxy, qui conduit à une dilatation du moule néfaste à la qualité dimensionnelle de la pièce injectée. Pour remédier à ce problème, il est nécessaire de réaliser le moule dans un matériau à faible dilatation ou se comportant comme le matériau composite injecté. Pour cela, un matériau composite (Hextool™) est proposé en remplacement des moules métalliques conventionnels.

Ainsi la problématique de ces travaux de thèse porte sur l’usinage de moules en matériaux composites. Cette problématique est particulièrement originale, car généralement les travaux portant sur l’usinage des matériaux composites portent essentiellement sur des opérations de parachèvement comme le détourage ou le perçage. Le Chapitre 1 présente le contexte industriel de la fabrication des pièces de structure aéronautique. Le procédé LCM et différents procédés concurrents sont analysés. De plus, les contraintes particulières sont détaillées et nous posons la problématique d’usinage de moules en matériaux composites.

L’usinage est une étape indispensable de la réalisation d’un moule en Hextool™. L’opération d’usinage de la forme permet de donner les dimensions finales de l’outillage et

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Introduction

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conditionne le temps de polissage manuel nécessaire pour atteindre la rugosité arithmétique visée, estimée à 0,8 µm dans notre étude. L’usinage doit donc produire une qualité de surface optimale afin de réduire le temps consacré à l’opération de polissage. C’est pourquoi, les Chapitres 2 et 3 sont consacrés à l’étude micro-géométrique de l’opération de finition de moules en matériaux composites.

Le Chapitre 2 est consacré à l’opération de finition par outil coupant et débute par un état de l’art sur l’usinage des matériaux composites. Un calcul de rugosité théorique et différents essais de coupe permettent de mettre en évidence l’existence d’une valeur minimale de rugosité accessible dans l’Hextool™. De plus, l’analyse de ce phénomène permet de proposer une valeur de prise de passe radiale optimisant le ratio rugosité du moule / temps d’usinage.

Le Chapitre 3 traite de l’automatisation de l’opération de polissage nécessaire. Un état de l’art sur les différents procédés abrasifs est proposé et nous conduit à la définition d’un outil abrasif utilisable sur un centre d’usinage. La faisabilité d’une telle opération et les capacités de cette technologie innovante sont discutées par la suite.

Enfin, le Chapitre 4 s’intéresse au problème de la mise en place d’une gamme d’usinage pour les moules en matériaux composites. En effet, habituellement les opérations d’usinage de matériaux composites se résument à des opérations de perçage et de fraisage-détourage. Il convient alors de proposer une gamme d’usinage ébauche et finition. Le choix des outils, des stratégies d’usinage et de la machine outil ainsi que leurs interactions sont discutés et aboutissent à la proposition d’une gamme de référence.

Une conclusion générale dresse le bilan de ces travaux et propose plusieurs perspectives.

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Chapitre 1 : Problématique de la fabrication de pièces en RTM

Chapitre 1 Problématique de la fabrication de

pièces en RTM

1. Utilisation des matériaux composites dans l’aéronautique

L’emploi de matériaux composites dans l’industrie aéronautique est en constante augmentation ces dernières années. Par exemple, les matériaux composites représentent aujourd’hui 50% du poids du Boeing 787 et de l’Airbus A350. Cette tendance est destinée à s’intensifier avec le lancement des programmes A320 et B737 de nouvelle génération. En effet, l’ensemble des constructeurs souhaite rester compétitif, en atteignant l’objectif de produire des avions plus légers et plus économes en carburant. Ces matériaux prennent alors peu à peu la place des matériaux conventionnels tels que les alliages d’aluminium afin de réaliser des gains de poids conséquents. Par exemple, l’emploi de matériaux composites aurait permis d’alléger l’A350 de 7983 kg [Lorincz06].

Les matériaux composites non naturels sont utilisés pour la première fois lors de la seconde guerre mondiale dans la fabrication de missiles et d'avions militaires du fait de leur rapport résistance / poids avantageux, de leur résistance à la corrosion et à la fatigue. Dès cette époque, plus d’une douzaine de procédés de mise en œuvre de matériaux composites sont employés, soit plus que le nombre de procédés de transformation des métaux développés au cours des deux derniers siècles [Berreur02]. Dans cette industrie récente, les procédés évoluent rapidement compte tenu de l’augmentation de la demande. Ainsi, de nombreuses études et développements sont menés afin d’accroitre la robustesse des procédés de mise en œuvre ainsi que leur productivité. En effet, l’industrie du composite ne dispose pas

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fabrication par la recherche de productivité est un défi qu’elle doit relever afin de rendre les pièces composites compétitives.

Dans le cadre de cette thèse, nous nous intéressons au développement des procédés RTM et notamment au développement des outillages nécessaires à leur mise en œuvre.

2. Procédés de fabrication

Ce paragraphe présente les procédés de fabrication permettant de réaliser des pièces aéronautiques. Les différentes variantes du procédé RTM étudiées se positionnent en concurrence avec l’usinage de pièces en alliage d’aluminium.

2.1. Usinage de pièces en aluminium

L'usinage de pièces en alliage d'aluminium est le procédé utilisé historiquement pour les pièces de structure des avions. La pièce est obtenue par enlèvement de matière à partir d'un brut massif. Le volume final peut atteindre seulement 5% du volume du brut de départ [Robert05], ce qui rend conséquent les volumes de matière à enlever. L’utilisation de l’Usinage Grande Vitesse a permis d’augmenter significativement la productivité et de rendre le procédé viable économiquement [Hock97]. Pour cela, les machines 5 axes sont équipées de broches pouvant atteindre 40000 tr/min en rotation et 100 kW de puissance et de moteurs linéaires allant jusqu’à 40 m/min en vitesse de travail. Ainsi le débit de matière peut dépasser 6 litres/min en usinage de poches [Marty10]. Les usinages de poches représentent la majorité des opérations à réaliser afin de réaliser les raidisseurs minces qui permettent de garantir la résistance des pièces tout en limitant leur poids. Ces opérations peuvent être réalisées sur des machines à 3 ou 5 axes, selon que le raidisseur soit perpendiculaire au fond de la poche ou incliné, voire en contre-dépouille [Duc03] (Figure 1-1). En usinage à 5 axes, les deux degrés de libertés supplémentaires en rotation de l’outil permettent d'accroitre la productivité grâce à une augmentation de l’accessibilité de l’outil, de minimiser le nombre de posages de la pièce et d’augmenter la largeur coupée en usinage 5 axes en bout avec un outil torique [Duc98].

Ainsi, l’usinage permet d’obtenir des pièces légères usinées dans la masse avec une grande précision dimensionnelle. De plus, contrairement à la mise en forme de pièces en composites, l’usinage de pièce en aluminium ne nécessite pas d’investissements lourds dans des outillages dédiés. Enfin, une grande variété de machines d’usinage est disponible chez de nombreux fabricants de machines outils.

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Figure 1-1: fraiseuse 5 axes UGV à table verticale Aérostar Forest-Liné

Toutefois, la fabrication de pièces en matériaux composites nécessite peu d’enlèvement de matière. Les usinages sont en général des opérations de perçage pour les assemblages et des opérations de détourage pour enlever les bavures périphériques de la pièce. Ceci permet de compenser les écarts de prix entre les matériaux. En effet, l’alliage d’aluminium se négocie à environ 6 € le kilogramme contre 250 € le kilogramme pour le carbone [Uimm07].

2.2. Les procédés de mise en forme des composites

De nombreux procédés de mise en forme peuvent être utilisés pour obtenir des pièces aéronautiques en matériaux composites. Cette partie présente les procédés les plus couramment employés et leur domaine d’application. Dans de nombreux cas, les pièces obtenues par ce procédé primaire nécessitent des opérations d’usinage complémentaires afin de réaliser les trous et d’atteindre la précision dimensionnelle spécifiées. Il existe deux catégories principales : les procédés d’obtention par moulage avec injection de résine et les procédés sans injection de résine.

2.2.1. Procédés d’obtention sans injection de résine

Ces procédés permettent de mettre en forme des pièces à partir de fibre de carbones préimprégnées de résine. Il n’y a donc pas d’injection de résine supplémentaire. Il existe différentes façons de mettre en forme les préimprégnés :

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d’acheminement du matériau se déplace horizontalement dans un mouvement d’aller-retour [Reyne98].

Figure 1-2: installation d'enroulement filamentaire [Reyne98]

Les principales limites de l’enroulement filamentaire sont la difficulté de fabrication de pièces présentant des concavités et la nécessité de retirer le mandrin après la fabrication qui implique parfois l’utilisation de mandrin expansif. Ce procédé est donc en général dédié à la production de géométries simples telles que des cylindres.

La pultrusion : ce procédé permet également la production de géométries simples

sous forme de profilés.

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Ce procédé est l’un des rares qui permettent une production en continu. Le procédé consiste, dans un premier temps, à faire passer en continu les fibres de renfort dans un bac de résine puis à mettre en forme le matériau dans une filière avant de le couper à la longueur désirée (Figure 1-3).

La pultrusion est notamment utilisée pour réaliser des profilés employés comme pièces de structure aéronautique. Cependant, les pièces produites sont longues et droites et les fibres peuvent seulement être orientées suivant la direction de pultrusion.

Les procédés de dépose de composite : la dépose de composite regroupe à la fois les

procédés de drapage de bandes et de placement de fibres. Le procédé de drapage de bandes consiste à déposer une succession de plis de préimprégné sur un moule ; un pli est composé d’un ensemble de bandes formant une couche déposée suivant un angle donné (Figure 1-4). Ce procédé est proche de l’enroulement filamentaire, cependant il présente l’avantage de produire des pièces d’épaisseur variable ce qui optimise le rapport résistance / poids de la pièce [Debout10].

Figure 1-4: machine de drapage Atlas Forest-Liné [Debout10]

Le drapage est particulièrement adapté à la fabrication de pièces dont la surface présente de faibles variations de la courbure, comme par exemple une aile d’avion. Dans le cas de pièce géométriquement plus complexe, la bande de carbone de drapage (largeur de 75 à 300 mm) est remplacée par plusieurs bandes fines, par exemple 32 bandes de 6,35 mm de large. Ce nouveau procédé s’appelle le placement de fibre (Figure 1-5) [Debout10]. Il est

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20

utilisé dans l’industrie aérospatiale pour la fabrication de capots moteur, de conduits d’admission, de pales de turbine et de tronçons de fuselage [Debout11].

Figure 1-5: procédé de placement de fibre

Mise en œuvre à la presse : ce procédé permet de mettre en forme des matériaux

composites par compression à chaud entre les deux parties d’un moule. Les semi-produits utilisés peuvent être des tissus préimprégnés ou des premix à fibres courtes. Le procédé est alors appelé respectivement SMC (Sheet Molding Compound) et BMC (Buck Molding Compound). La résine composant les semi-produits est en général un thermoplastique (Figure 1-6).

(a)

(b)

(a)

(b)

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Ce procédé représente 35% en volume de la production mondiale de pièces en matériaux composites [Reyne98]. Il permet la production de géométries complexes, surtout pour le BMC, mais les pièces produites ne présentent pas des performances mécaniques élevées. Ce procédé est largement utilisé par l’industrie automobile, mais son usage pour l’industrie aéronautique est réservé à des pièces peu sollicitées, telles que des pièces d’habillage et des capots

La revue des différents procédés de mise en forme sans injection de résine montre qu’il est difficile de produire des pièces de structure aéronautique présentant une géométrie complexe et des performances mécaniques élevées, tout en maitrisant l’orientation des fibres.

2.2.2. Procédés d’obtention par injection de résine

Les procédés d’obtention de pièces composites par injection de résine peuvent être regroupés dans la famille des procédés LCM (Liquid Composite Molding). Il s’agit d’un procédé par voie humide : une préforme de fibres est placée dans un moule avant que la résine soit injectée (Figure 1-7). La préforme de fibres peut être conformée directement dans le moule ou sur un outillage plus simple (ne comportant pas le système d’injection de résine) par souci de productivité. La préforme peut également être obtenue par un procédé de tissage de fibres.

Figure 1-7: schéma de principe du procédé LCM [Binetruy06]

Au sein de la famille LCM, différentes variantes du procédé existent et permettent de fabriquer des pièces avec des niveaux variables de performance et de coût de fabrication. Un aperçu des variantes du procédé LCM les plus répandues est proposé dans le Tableau 1-1.

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22

Nous pouvons noter qu’il est possible de réaliser des pièces creuses avec les procédés LCM en incorporant une vessie gonflable à l’intérieur du moule.

Procédé Abréviation Type

d’outillage Type d’imprégnation

Resin Transfer Molding RTM Outillage rigide dédié - outillage fermé - pilotage de l’injection de la résine par la pression

- qualité de pièce et de surface élevée Resin Transfer Molding light ou Vacuum assisted RTM RTM-Light ou VARTM Demi-outillage rigide + bâche à vide - pilotage de l’injection de la résine par une faible pression assistée par le vide

Resin Infusion

Molding RIM

Demi-outillage + bâche à vide

- pilotage de l’imprégnation du renfort fibreux par le vide - difficulté pour contrôler l’épaisseur locale de la pièce - difficulté pour produire des parois minces

Tableau 1-1: variantes des procédés LCM

Dans le cas où l’épaisseur de la pièce n’est pas critique, il est possible d’utiliser un demi-outillage et de limiter voir d’annuler la pression d’injection de la résine, le procédé est alors baptisé respectivement RTM-Light et RIM. Lorsque le vide est utilisé pour l’imprégnation de la pièce, il est nécessaire d’installer une bâche à vide sur le demi-outillage (Figure 1-8). Ces déclinaisons du RTM permettent d’utiliser des outillages moins coûteux, mais en contre partie les géométries fabriquées doivent être moins complexes.

Les travaux menés dans ce mémoire étant focalisés sur les pièces de structure aéronautique, nous nous intéresserons plus particulièrement au procédé RTM qui semble être le plus adapté à la fabrication de ce type de pièce [Mouton10].

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Figure 1-8: utilisation d'un outillage RTM-Light avec une bâche à vide (société PCM)

2.3. Le procédé RTM et les outillages associés

Le principe du procédé RTM est basé sur l’injection de résine dans un moule fermé contenant une préforme de fibres sèches. Jusque dans les années 60, ce procédé était limité à l’industrie navale pour la réalisation de coques de bateau. A partir du début des années 1980, ce procédé a fait l’objet de nombreuses recherches et d’essais pour l’industrie aérospatiale, les applications visées à l’époque étaient les radomes d’avions. L’évolution de la technologie RTM a été possible grâce aux travaux théoriques permettant d’améliorer la compréhension des phénomènes liés à l’écoulement de la résine dans les renforts fibreux. Aujourd’hui, ce procédé connait une évolution croissante dans la majorité des secteurs de l’industrie du composite et notamment dans l’aéronautique [Mouton10]. En effet, le procédé RTM permet de réaliser des pièces complexes, présentant une excellente qualité géométrique et structurelle (Figure 1-9).

Figure 1-9: plancher composite moulé par technologie RTM [Binetruy06]

Les pièces fabriquées peuvent aller de 0,1 m² à 10 m², les masses varient de quelques grammes à 50 kilogrammes avec des épaisseurs réalisables variant de 2 à 10 mm. De plus, le

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travail en moule fermé permet de réduire considérablement les contacts entre l’opérateur et les monomères, ainsi que les émissions de produits nocifs.

Lorsque la résine thermodurcissable a complètement imprégnée la pièce, l’outillage reste fermé et maintenu à température pour réaliser la polymérisation. Cette opération est communément appelée cuisson. La durée de cuisson dure plusieurs heures et varie en fonction du volume et de l’épaisseur de la pièce. Ces temps de cycle longs sont un handicap majeur du procédé RTM et un frein à son utilisation pour une production en grande série [Mouton10]. D’autre part, le moule et la pièce doivent être maintenus à température pendant cette opération, au moyen d’une presse à plateau chauffant ou d’une étuve. La cuisson en étuve est réservée à des productions où la pression d’injection est faible. Dans ce cas, les outillages, dont le dimensionnement est fonction de la pression d’injection, peuvent être plus légers. Ils doivent en contre partie disposer d’un système de fermeture par visserie (Figure 1-10).

Figure 1-10: moule RTM utilisable en étuve (société PCM)

Les températures de cuisson varient suivant les résines employées entre 180 et 200 °C. Cette température entraine des dilatations de l’outillage qui se traduisent par des dispersions dimensionnelles sur les pièces produites, induisant des risques lors de l’assemblage. Des alliages d’aluminium peuvent être utilisés pour les moules, pour des pièces de faibles dimensions et (ou) si la qualité dimensionnelle n’est pas critique. Dans le cas contraire, les moules doivent être réalisés avec des alliages à dilatation contrôlée, comme l’Invar®. Cet alliage (36% nickel, 64% fer) présente un coefficient de dilatation thermique remarquable de 1.10-6 /°C contre 20 à 25.10-6 /°C pour les alliages d’aluminium. Mais l’Invar® présente une mauvaise usinabilité, un coût très élevé du à la proportion de nickel, et une densité élevée, qui peut causer des problèmes de manutention pour des outillages aéronautiques dont la taille peut atteindre plusieurs mètres (Figure 1-12).

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Ainsi, l’utilisation du procédé RTM reste assez peu répandue en raison de la complexité de sa mise en œuvre [Mouton10]. De nombreux programmes de recherche académiques et industriels lui sont dédiés, pour dépasser ces limites actuelles car ce procédé représente un enjeu important pour la fabrication en grande série de pièces de l’industrie composite. En particulier, ces travaux de thèse s’inscrivent dans le cadre du projet LCM-Smart qui a pour objectifs :

de développer des outils de simulations numériques permettant la modélisation complète et l’optimisation de l’injection de résine (écoulement et temps d’injection, déformation des moules notamment).

de proposer un pilotage assisté en temps réel du procédé, via le développement d’une plate forme de régulation assurant une qualité répétable et une réduction des taux de rebut actuels. d’équiper les moules avec une instrumentation in-situ, par des capteurs intégrés peu intrusifs à base de fibre optique (écoulement, température et déformations).

D’étudier la faisabilité de moules en matériaux composites et de proposer une gamme de fabrication optimale.

Ainsi, une partie du projet est consacrée à l’étude de la pertinence de l’utilisation de moules composites pour les procédés RTM en remplacement des alliages en aluminium ou à dilatation contrôlée. Pour cela, un matériau composite spécifique a été développé par la société Hexcel Composites, dont l’usinage est étudié dans ce mémoire. Dans la partie suivante, les avantages et les particularités de ce matériau sont décrits et la problématique de la réalisation de moule en composite est posée.

3. Problématique de la fabrication de moule en Hextool™

3.1. Description et intérêts de l’Hextool™

L’Hextool™ est un matériau composite produit par Hexcel Composites. Il est composé de rubans de préimprégnés coupés de fibres de carbone unidirectionnelles de 8x50 mm orientés de façon quasi isotrope dans le plan du pli (Figure 1-11). Cette répartition quasi-isotrope des fibres dans le plan moyen du moule lui confère des propriétés thermo-élastiques en général proche de celles de la pièce composite réalisée, réduisant de ce fait les interactions moule-pièce et améliorant la qualité dimensionnelle des pièces produites. En effet, il présente un coefficient de dilatation thermique de l’ordre de 5.10-6 /°C (voir Tableau 1-2) dans le plan de dépose des préimprégnés (plan X-Y) proche de celui de l’Invar®. En général le plan de

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26

dépose correspond à la direction principale de la pièce à fabriquer. Les fibres représentent 60% du volume et la résine bismaléimide (BMI), soit 38% de la masse du préimprégné. La société produit deux matériaux : Hextool™ M61 et Hextool™ M81, qui est composé d’une résine époxy. Dans la suite de ces travaux, nous considérons l’ Hextool™ comme l’Hextool™ M61.

Figure 1-11: Hextool™ sous forme de préimprégnés et usiné

Comme ce matériau est composé d’une résine thermodurcissable (BMI), une étape de cuisson en autoclave est nécessaire au durcissement de la résine. Le matériau cuit est alors composé de plis de 1,25 mm, ses propriétés apparaissent dans le Tableau 1-2.

Propriétés Unité Condition Méthode Valeur

Côté usiné 83

Dureté Rockwell B -

Côté moulé - 78

sec 275

Température de transition vitreuse °C

humide DMA 230

Plan X-Y 5

Coefficient de dilatation thermique x10-6/°C

Z ASTM E831 49

Sec 23°C 260

Résistance en traction MPa

Sec 180°C EN2561 210

Sec 23°C 41

Module en traction GPa

sec 180°C EN2561 40 Tableau 1-2: propriétés de l'Hextool™ à l'état cuit

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Ce matériau est destiné à la production de moules et d’outillages employés pour la fabrication de pièces en matériaux composites par le procédé RTM, par les procédés de drapage (Figure 1-12) ou par le procédé RTM-Light (Figure 1-13).

(a) Mandrin en Hextool™ (1558kg) (b) Mandrin en Invar® (5443kg) (a) Mandrin en Hextool™ (1558kg) (b) Mandrin en Invar® (5443kg)

Figure 1-12: mandrin de drapage réalisé en Hextool™ et en Invar®

bâche à vide bâche à vide

(30)

28

L’emploi de l’Hextool™ pour les outillages permet un gain de masse conséquent par rapport à l’Invar® (Figure 1-12) tout en offrant une qualité dimensionnelle satisfaisante aux pièces réalisées. De plus, il permet l’intégration de capteurs in-situ dans les moules ce qui n’est pas possible avec des moules métalliques. Enfin, le prix de revient d’un moule composite devrait être inférieur à celui d’un moule à dilatation contrôlé, mais l’industrialisation n’est pas encore suffisamment avancée pour le confirmer. La gamme de réalisation d’un moule composite est présentée par la suite.

3.2. Méthode de fabrication de moules

Pour réaliser un outillage en Hextool™, la première étape consiste à découper les différents plis de préimprégnés nécessaires à la dépose à l’aide d’un couteau pneumatique, électrique ou à ultrasons. Ensuite les plis sont déposés sur un maitre modèle qui confère au moule sa géométrie. L’épaisseur finale du moule varie suivant les sollicitations qui lui sont imposées, qui dépendent de la pression d’injection de la résine et de la cuisson (sous presse ou en étuve). Le moule obtenu après cuisson est une coque de 10 à 20 mm d’épaisseur. Pour certaines applications, le moule peut présenter une structure de type squelette ou être plein avec une âme en mousse (Figure 1-14). Dans ce cas, la réalisation d’un maitre modèle n’est plus nécessaire.

mousse de renfort du moule

(a) (b)

mousse de renfort du moule

(a) (b)

Figure 1-14: (a) moule en coque ; (b) coupe d'un moule avec une âme en mousse

Une fois la dépose des préimprégnés réalisée, le moule est cuit en autoclave pour permettre la réticulation de la résine bismaléimide. Le cycle de cuisson suivant est réalisé :

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Cuisson

Application du vide (< 0,85 bar)

Chauffage à 135°C (vitesse comprise entre 0,5 et 2°C/min) Maintien à 135°C pendant 30 minutes

Application d’une pression de 7 bars

Chauffage à 190°C (vitesse comprise entre 0,25 et 1°C/min) Maintien à 190°C pendant 240 minutes

Refroidissement à 150°C (vitesse de 0,5°C/min) Refroidissement de 150°C à 60°C (vitesse de 1°C/min) Libération de la pièce à 60°C

Un cycle de post-cuisson est, alors, réalisé : Post-cuisson :

Chauffage à 150°C (vitesse comprise entre 0,5 et 2°C/min) Chauffage à 220°C (vitesse comprise entre 0,25 et 1°C/min) Maintien à 220°C pendant 16 heures

Refroidissement à 150°C (vitesse de 0,5°C/min) Refroidissement de 150°C à 60°C (vitesse de 1°C/min)

La réalisation des moules par dépose de préimprégnés offre la possibilité d’intégrer des capteurs in-situ dès la fabrication du moule en autoclave ce qui permet d’entrevoir la production de moules instrumentés de façon relativement aisée et peu coûteuse. De plus, cette technologie présente une facilité de rechargement en matière (par drapage d’une nouvelle couche de préimprégnés) permettant de réduire les temps de développement et le coût d’outillage par rapport aux moules en matériaux métalliques, surtout dans le cas de pièces complexes ou grandes (Figure 1-15).

(32)

30

Cependant, chaque pli de préimprégné ne présente pas une épaisseur constante, du fait de l’utilisation de rubans de fibres. Au gré de l’empilement des plis, cette épaisseur non constante génère une surface ondulée sur le côté libre de la matière (Figure 1-16).

côté maître modèle : début de l’empilement

côté libre : fin de l’empilement

côté maître modèle : début de l’empilement

côté libre : fin de l’empilement

Figure 1-16: phénomène d'ondulation sur le côté libre de la matière du à l'empilement

Ce phénomène d’ondulation est bien entendu dépendant du nombre de plis composant le moule en Hextool™. L’amplitude de ces ondulations représente 10 à 20% de l’épaisseur du moule. Cette amplitude conditionne l’épaisseur de matière à retirer lors de l’opération d’usinage du moule. En règle générale, une épaisseur d’environ 10 mm est retirée par usinage afin d’atteindre les dimensions finales du moule (Figure 1-17).

~ 10 mm

: partie à retirer lors de l’usinage : moule fini

~ 10 mm

: partie à retirer lors de l’usinage : moule fini

Figure 1-17: épaisseur moyenne de matière à retirer lors de l'usinage d'un moule

L’épaisseur de matière à retirer par usinage peut être plus faible si la partie active du moule (en contact avec la pièce) est en contact avec le maître modèle lors de la dépose et de la cuisson. En effet, dans ce cas la face active ne présente pas d’ondulation. Toutefois, l’opération d’usinage demeure indispensable. Dans ce cas, une épaisseur minimale de 1 mm

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doit être retirée. Nous constatons alors que l’opération d’usinage du moule est une étape indispensable de l’élaboration d’un moule en composite.

3.3. Problématique industrielle de l’usinage de moule en composite

L’usinage des moules en Hextool™ doit permettre d’atteindre les dimensions finales désirées de l’outillage. De plus, le moule doit présenter une qualité de surface suffisante pour éviter l’encrassement de l’outillage et faciliter le démoulage de la pièce. Actuellement, les partenaires industriels du projet (SKF Aerospace et Issoire Aviation) souhaitent une rugosité arithmétique (Ra) de 0,8 µm pour leurs outillages. Cette spécification est une valeur couramment exigée pour les outillages métalliques utilisés pour les procédés RTM. Elle permet donc une comparaison simple entre les deux technologies, alors que la spécification d’un tel critère dans le cas d’un matériau composite, par définition hétérogène, reste sujette à caution. Cependant, ce critère présente l’avantage d’être connu par l’ensemble des acteurs de la filière et permet une continuité entre les moules métalliques et en matériaux composites. Nous avons donc choisi de garder cette spécification sciemment, sachant qu’elle induit une grande incertitude. De plus, il n’existe pour l’instant aucune norme définissant des critères spécifiques pour la rugosité des matériaux composites hétérogènes.

L’usinage de matériaux composites à renforts fibreux est fondamentalement différent de l’usinage des métaux sur de nombreux points de vue [Arola96], [Bhatnagar94], [Davim05bb], [Eriksen99], car il peut conduire à des phénomènes de délaminage et d’arrachements lors de la coupe [Rahman99], [Wang03]. Ces arrachements nuisent à la qualité de surface obtenue. Des essais d’usinage menés avec différents types d’outils (carbure, PCD) montrent que dans l’Hextool™ la rugosité arithmétique produite par un outil coupant est limitée à 1,8 µm [Chardon10c]. La spécification d’état de surface ne peut pas être obtenue uniquement par usinage. Actuellement, une opération de polissage manuelle avec des papiers abrasifs de différentes granulométries est pratiquée jusqu’à l’obtention d’une rugosité arithmétique de 0,8 µm.

La problématique industrielle de ces travaux est donc de proposer un processus de fabrication pour moules en composite, permettant d’obtenir un outillage présentant la qualité de surface attendue tout en garantissant la meilleure productivité. En d’autres termes, l’objectif est de minimiser la rugosité obtenue par usinage afin de réduire, voire de supprimer, l’opération de polissage manuelle. Dans ce mémoire, nous comprenons l’usinage, comme l’enlèvement de matière par outil coupant ou abrasif sur machine à commande numérique.

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32

Pour conclure, l’objectif industriel est alors de fournir les éléments nécessaires à l’établissement d’une gamme complète d’usinage et de prédire la qualité de surface obtenue pour une géométrie de moule quelconque. Afin d’atteindre cet objectif, les voies de recherche scientifique suivantes sont abordées.

3.4. Problématique scientifique

Afin de répondre à cette problématique industrielle, il est nécessaire de maitriser le processus d’enlèvement de matière d’un point de vue micro-géométrique avec des outils coupants et abrasifs. En effet, le temps de polissage manuel peut être significativement réduit si la rugosité atteinte après l’opération d’usinage est contrôlée [Lee06]. Nos travaux se concentrent, donc sur une étude de l’opération de finition par outil coupant. Le motif laissé par l’outil sur le moule est étudié et les limites en termes de rugosité accessible sont évaluées. Ces travaux constituent une première voie d’amélioration.

D’autre part, une technologie d’outil abrasif a été développée en collaboration avec la société Asahi Diamond Industrial Europe. Ce type d’outil peut être utilisé sur un centre d’usinage et permet d’atteindre une rugosité satisfaisante vis-à-vis des exigences industrielles. En effet, avec cette technologie, l’opération de polissage manuelle peut être supprimée. Le développement et l’étude de la performance et des limites de ce type d’outil constituent une deuxième voie d’amélioration.

L’étude de ces deux voies d’amélioration qui traitent de l’étude micro-géométrique de l’opération de finition de l’Hextool™ est présentée dans le chapitre 2 et 3. A travers ces travaux, des éléments de réponse sont apportés aux trois problèmes scientifiques suivants : définir des couples outil-matière stables et performants pour les diverses technologies d’outil du marché (carbure revêtu, diamant polycristallin, outil abrasif revêtu diamant…), dans le cadre de l’usinage de matériaux composites.

évaluer les prises de passe et les surépaisseurs admissibles garantissant l’intégrité du moule afin de définir les différentes opérations qui composent la gamme d’usinage du moule (semi-finition, (semi-finition, meulage).

prédire les hauteurs de crête et la rugosité obtenue dans l’Hextool, pour différentes géométries et paramètres de coupe, afin de déterminer le type de trajectoire optimale (type de balayage, prise de passe radiale…) pour une qualité de surface donnée.

La levée de ces trois verrous scientifiques devrait permettre de proposer une méthodologie d’établissement de gammes d’usinage de moules en composite, pour une

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qualité de surface donnée. Ainsi, le chapitre 4 propose une synthèse des travaux réalisés, afin de considérer d’une façon globale le processus de fabrication de moules en Hextool™. Une étude technico-économique intégrant le choix de la machine outil, des opérations d’usinage et des outils est alors menée. Cette étude aboutit à la proposition d’un processus de fabrication pour moules en composite, permettant d’obtenir un outillage présentant la qualité de surface attendue tout en restant productif et économiquement viable. Ce processus optimisé pour la fabrication de moules en matériaux composites constitue la troisième voie d’amélioration. Cette méthodologie est validée sur les démonstrateurs de laboratoires ainsi que les démonstrateurs industriels du projet LCM-Smart. Ces outillages de démonstrateurs permettent de mettre en application ces travaux et illustrent le chapitre 4.

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Chapitre 2 : Finition avec outil coupant

Chapitre 2 Finition avec outil coupant

L’usinage est une étape indispensable à la réalisation d’un moule en Hextool™. En effet, une opération d’usinage de forme permet de donner les dimensions finales de l’outillage et conditionne le temps de polissage manuel nécessaire pour atteindre la rugosité arithmétique visée, qui vaut 0,8 µm dans notre étude. En effet, il est essentiel de maîtriser la rugosité générée par l’usinage afin de réduire le temps consacré à l’opération de polissage [Lee06]. Pour cela, une étude micro-géométrique du procédé d’usinage par outil coupant en finition est réalisée.

Tout d’abord, un état de l’art sur l’usinage des matériaux composites est présenté. Les matériaux composites les plus couramment rencontrés sont détaillés, leurs propriétés spécifiques et leur impact sur l’usinage sont alors analysés. Les opérations de perçage et de fraisage-détourage indispensables au parachèvement des pièces et à l’assemblage représentent la grande majorité des applications d’usinage de matériaux composites. Les problématiques associées et les solutions apportées, notamment à travers le développement d’outils, sont discutées.

Le fraisage de forme de matériaux composites restent une opération marginale dans l’industrie, le niveau d’expertise pour ce type d’opération est donc faible. La maitrise de cette opération est pourtant indispensable à la réalisation d’un moule en Hextool™. Pour cela, le motif laissé par l’outil sur un moule lors d’une opération de finition par balayage en plans parallèles est étudié. Par la suite, différents essais permettent de mettre en évidence l’apparition d’un seuil de rugosité minimale accessible. Enfin, l’identification de ce phénomène de seuil de rugosité permet de proposer une valeur de prise de passe radiale optimisant le ratio qualité de surface / temps d’usinage.

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36

1. Etat de l’art sur l’usinage de composites

L’usinage des matériaux composites se différencie de l’usinage des matériaux métalliques homogènes essentiellement par leur hétérogénéité intrinsèque. Cette hétérogénéité engendre des phénomènes de coupe différents qui ont un impact fort sur le choix des outils, de leurs conditions d’utilisation et de la qualité des usinages produits [Bhatnagar94]. De plus, il existe une grande variété de matériaux composites. En effet, différents types de matrices et de renforts peuvent être mis en œuvre suivant plusieurs procédés (cf. Chapitre 1) générant ainsi un large panel de matériaux aux caractéristiques particulières. De plus, la difficulté à usiner cette grande variété de matériaux est accrue par un niveau de connaissance et d’expertise faible sur leur comportement en usinage. Par la suite, un inventaire non exhaustif des différents matériaux composites est proposé, il est suivi d’une présentation des applications courantes d’usinage de composites et des travaux associés à ces opérations.

1.1. Caractéristiques des matériaux composites

Du fait de l’hétérogénéité, les propriétés de coupe des matériaux sont directement liées aux différents types de matrices et de fibres utilisés et à leurs interactions. Ce paragraphe propose un inventaire des composants couramment rencontrés et des différents types de matériaux pouvant être élaborés. Cette présentation se limite aux matériaux composites à matrice organique et à renforts fibreux qui représentent 99% du marché [Reyne98]. Néanmoins, il existe aussi des composites à matrice inorganique (métallique ou céramique), dont la diffusion reste encore marginale.

1.1.1. Les matrices

La matrice sert à lier les fibres de renfort, à répartir les efforts et permet aussi de donner la forme voulue à la structure [Reyne98]. Les résines thermodurcissables (TD) sont les plus utilisées en raison de leur coût, de leur facilité de mise en œuvre et de leur performance. Cependant l’emploi de résines thermoplastiques (TP) se développe de plus en plus, notamment avec l’évolution des procédés de fabrication. Le Tableau 2-1 résume les différences fondamentales de ces deux types de matrice [Reyne98]. Pour les TP, les résines les plus utilisées sont les technoplastiques ainsi que le polypropylène qui présente l’avantage d’être peu onéreux [Reyne98] (voir le Tableau 2-2). En ce qui concerne les résines TD, le polyester est le plus utilisé pour les applications courantes, les résines époxydes sont réservées à des applications plus exigeantes, notamment aéronautiques.

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TP (thermoplastiques) TD (thermodurcissables)

Etat de base Solide (prêt à l’emploi :

polymérisé)

Liquide visqueux (à polymériser)

Stockage matière

de base Illimité

Temps réduit (en moyenne 20 jours à 20°C et 6 mois à -18°C)

Mouillabilité des

renforts Difficile Aisée

Moulage Chauffage (fusion/ramollissement)

+ refroidissement Chauffage continu

Cycle Court Plus long (polymérisation)

Caractéristiques spécifiques : - tenue aux chocs - tenue thermique - chutes et déchets - conditions de mise en œuvre Assez bonne Réduite Recyclables Bonnes + propreté Limitée

Bonne par rapport au TP

Perdus (ou utilisés comme charges)

Emanations pour méthode humide (allergies possibles) Tableau 2-1: critères essentiels des matrices TP et TD [Reyne98]

Reyne propose une analyse du comportement des résines lors de la coupe [Reyne98]. Certaines propriétés des matrices ont une influence directe sur leur usinabilité. En particulier, il convient de choisir des conditions d’usinage ne provoquant pas une hausse de température trop importante, sous peine de dégrader le matériau, car les matrices ont une tenue à la chaleur faible (entre 100 et 200°C). De plus, la lubrification est délicate à mettre en œuvre, car certaines matrices sont sensibles à l’humidité (polyamide, résine phénolique, époxyde…). Enfin, la plupart des matrices comportent des adjuvants (plastifiants, tensioactifs, stabilisants, catalyseurs…) qui modifient leurs propriétés. Il est donc indispensable de caractériser précisément la nature de la matrice du composite à usiner pour proposer un choix optimisé des conditions de coupe.

(40)

38

TP (thermoplastiques) TD (thermodurcissables)

Polymère grande diffusion :

Polypropylène (PP)

Technoplastiques :

Polyamide (PA)

Polytéréphtalate éthylénique (PET) Polytéréphtalate butylénique (PBT) Polycarbonate (PC)

Polyoxyde de phénylène (PPO) Polyoxyméthylène (POM) Polyester Vinylester Phénolique Epoxyde Polyuréthane Bismaléimide (Hextool™)

Tableau 2-2: matrices les plus utilisées pour les matériaux composites [Reyne98]

1.1.2. Les renforts

En général, les structures composites ont un comportement anisotrope, les fibres ont de bonnes performances en traction, moins bonnes en compression et une faible résistance au cisaillement. Afin d’obtenir une structure résistante suivant des directions privilégiées, les fibres sont associées suivant un motif. En fonction des propriétés recherchées, trois typologies de renforcements peuvent être distinguées (Figure 2-1).

résistance unidirectionnelle

résistance multidirectionnelle résistance dans des

directions préférentielles orthogonales résistance unidirectionnelle résistance multidirectionnelle résistance dans des

directions préférentielles orthogonales

(41)

Ces typologies de renforcements peuvent se traduire par des types de renforcements différents (Tableau 2-3).

Résistance recherchée Type de renforcement

Unidirectionnelle

Multidirectionnelle :

- directions privilégiées

- directions aléatoires

- Fils parallèles sans torsion dit « roving » - Nappe de fils

- Fils coupés

- Mat à fibres continues - Tissu bi ou tri directionnel - Tresse

- Feutre de fils coupés dit « mats » Tableau 2-3: types de renforcements [Reyne98]

Ces différents types de fibres se déclinent suivant divers matériaux :

Les fibres de verre : ce sont les fibres les plus couramment utilisées, elles représentent 99% du marché si l’on ne tient pas compte du caoutchouc renforcé (pneumatique par exemple) [Bathias05]. Elles se déclinent sous toutes les formes citées dans le Tableau 2-3. De plus, il existe trois nuances de fibre de verres : E (usage courant), D (ayant des bonnes propriétés diélectriques, utilisées pour les circuits imprimés) et R (offrant une haute résistance mécanique). Les fibres de verre sont dures et abrasives, donc très usantes pour les outils de coupe.

Les fibres de carbone : elles sont très coûteuses mais offrent des propriétés mécaniques supérieures aux fibres de verre en termes de résistance mécanique et de module d’élasticité. Elles sont également dures et donc usantes pour les outils, cependant le carbone joue un rôle de lubrifiant et améliore l’usinabilité [Bathias05]. Il existe deux grandes familles de fibre de carbone : les fibres à haute résistance mécanique et les fibres à haut module d’élasticité.

Les fibres organiques : il en existe une multitude de fibres organiques (polyamide 6-6, polyester, nomex, aramide, zylon, dyneema…), la plus utilisée étant la fibre d’aramide souvent appelée Kevlar®. La fibre d’aramide se déforme plastiquement en compression, elle est tenace, il est donc difficile de la couper et de l’usiner [Bathias05].

Il existe également des fibres aux oxydes de bore et au carbure de silicium, ces fibres sont surtout utilisées pour renforcer des composites à matrice métallique ou céramique

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[Bathias05]. Les fibres renforts sont caractérisées par leur titre (tex) qui correspond au poids en grammes d’un kilomètre de fil [Reyne98].

1.1.3. Les composites

Le développement des matériaux composites est assez récent et connait une évolution permanente et rapide. Les matériaux composites sont des matériaux « à la carte », en effet pour une structure donnée, Les propriétés physiques et mécaniques peuvent être ajustées en fonction du type de matrice, de renforts et de l’orientation. Il existe donc une grande variété de matériaux employés, chacun possédant son propre comportement lors de l’usinage. Les systèmes sandwich viennent compléter ce panel de matériaux. Ils proposent un compromis permettant à la fois de rigidifier et d’alléger une structure mais aussi de l’isoler thermiquement et phoniquement. Un composite sandwich est composé de trois éléments de base [Reyne98] (Figure 2-2) :

L’âme qui, sous une faible masse spécifique, apporte une tenue à la flexion. Elle supporte les efforts de compression et de cisaillement et peut jouer un rôle d’isolant.

Les peaux, généralement planes, en composites (GD ou HP) qui supportent les efforts de flexion.

L’adhésif de surface, ou interface, qui solidarise ces trois éléments.

peaux

Composite

sandwich

âme

peaux

Composite

sandwich

âme

Figure 2-2: composite sandwich avec une âme en nid d'abeilles

La grande diversité des matériaux composites rend complexe la définition d’opérations d’usinage. Comme ces procédés permettent d’obtenir une géométrie très proche de la géométrie finale de la pièce, les usinages à réaliser sont donc généralement limités à des opérations de détourage et de perçage. En effet, les procédés de mise en forme rendent souvent indispensable une opération de détourage pour retirer la bavure et une opération de perçage pour réaliser les ouvertures de faible diamètre nécessaires à l’assemblage. Malgré les

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techniques d’assemblage par collage (pour les TD) et soudage par fusion ou ultrasons (pour les TP), les assemblages par rivetage ou boulonnage sont largement employés [Reyne98].

1.2. Usinage des matériaux composites

1.2.1. Modèles de coupe des matériaux composites

De nombreuses études ont été menées sur la coupe des composites afin de déterminer des modèles de coupe. Un modèle de coupe permet de prédire l’usure des outils [Rahman99] et [Palanikumar07a], les efforts de coupe [Wang03] et [Mkaddem08], voire les états de surface obtenus [Palanikumar06], [Palanikumar07b] et [Kini10]. Actuellement aucun modèle de coupe générique pour les composites n’a été développé, à cause de la grande diversité des matériaux rencontrés et de leur comportement hétérogène. Par la suite, les différentes pistes étudiées dans les travaux de recherche sont présentées.

Tout d’abord, la plupart des études menées pour développer des modèles de coupe traitent de la coupe orthogonale des composites à fibres longues car ils représentent la grande majorité des applications. Le phénomène mise en œuvre dépend de l’orientation des fibres et le mécanisme de coupe évolue avec l’angle entre la direction d’avance et l’orientation des fibres [Arola97], [Teti02]. La plupart des articles s’accordent sur le fait que l’on peut distinguer quatre mécanismes de coupes selon l’orientation des fibres (Figure 2-3).

rupture fibre rupture fibre propagation fissure rupture matrice interface propagation de fissure due à la tension de la fibre 90° - fibre - avance

0° - fibre - avance 45° - fibre - avance

135° - fibre - avance fibre matrice rupture fibre rupture fibre propagation fissure rupture matrice interface propagation de fissure due à la tension de la fibre 90° - fibre - avance

0° - fibre - avance 45° - fibre - avance

135° - fibre - avance

fibre matrice